邊界層分離

邊界層是一個薄層，它緊靠物面，沿壁面法線方向存在着很大的速度梯度和旋度的流動區域。粘性應力對邊界層的流體來説是阻力，所以隨着流體沿物面向後流動，邊界層內的流體會逐漸減速，增壓。若流動在逆壓梯度作用下，則會進一步減速，最後整個邊界層內的流體的動能不足以長久的維持流動一直向下遊進行，以致在物體表面某處其速度會與勢流的速度方向相反，即產生逆流。該逆流會把邊界層向勢流中排擠，造成邊界層突然變厚或分離。邊界層分離之後，它將從緊靠物面的地方抬起進入主流，與主流發生參混。結果使整個摻混區域的壓力趨於一致。 ^[1] 

由上面的原理我們可以知道，邊界層要分離必須滿足兩個條件：一是逆壓強梯度。二是外層動量來不及傳入。

邊界層分離如果發生在機翼上將產生很嚴重的後果，那就是失速。邊界層分離還會使機翼的阻力大大增加，機翼被設計成園頭尖尾的流線型就是為了減小阻力。在高亞音速飛機上採用的超臨界翼型，也是為了避免邊界層的分離。

航空科技人員為了克服邊界層分離所做的努力，貫穿了近代航空的發展歷程，始終是推進航空科技發展的重要動力之一。 ^[2] 

空氣流過一固體曲面(如機翼上表面)時，如圖1所示，從前緣起，主流流管逐漸變細，流速逐漸加快，壓力逐漸減小，存在順壓梯度(∂p/∂x<0)；主流向後流動至某點，流管最細，流速最快，壓力最小(∂p/∂x=o)；再往後，流管變粗，流速減慢，壓力又逐漸增大，存在逆壓梯度(∂p/∂x>o)。由於邊界層內沿物面法線方向各點的壓力不變，且等於主流壓力，所以，機翼表面沿主流流動方向從前緣至後緣的壓力變化規律與主流的相同。機翼表面壓力最低的一點(E)為最低壓力點(如圖2所示）。這就是説，以最低壓力點(E)為分界，在最低壓力點之前，為順壓梯度段；在最低壓力點之後，為逆壓梯度段。 ^[2] 

邊界層內的空氣在沿機翼表面流動的過程中，其速度一方面受摩擦影響要不斷減小，另一方面還會受到沿途壓力變化的影響。在順壓梯度段，邊界層底層的空氣在順壓的作用下加速，但由於摩擦力的影響，速度增加不多。在逆壓梯度段，邊界層底層的空氣則受到摩擦力和逆壓的雙重阻礙作用，減速很快，至流到某一點時(如圖2中的S點)，非常貼近機翼表面的一層空氣流速減小為零，即S點的速度梯度(∂V/∂y)_y=0。過S點再往後，邊界層底層的空氣在逆壓的作用下開始從後往前倒流。倒流而上的空氣與順流而下的空氣相遇，使邊界層空氣堆積拱起而脱離翼面，並被主流捲走產生大量旋渦。這樣，邊界層氣流不能緊貼翼面流動，發生了邊界層分離(也稱為氣流分離)，如圖2所示。邊界層氣流開始離開翼面的S點稱為分離點。分離點的位置及渦流區的大小與氣流與機翼的相對位置關係有關，

從以上邊界層氣流分離的過程可以看出，逆壓梯度和空氣的黏性是產生邊界層氣流分離的根本原因。

逆壓梯度增大可使邊界層厚度增加，轉捩點前移。由於湍流邊界層各層流速差別小，層內流體平均動量大，在逆壓梯度段向前推進的能力強，因此，在同樣的逆壓梯度下，湍流邊界層不易發生氣流分離。也就是説，湍流邊界層的分離點比層流的靠後一些。 ^[2]